CN111516988B - 内腔带扰流柱结构的薄壁空心叶片尾劈缝的保护工装 - Google Patents

内腔带扰流柱结构的薄壁空心叶片尾劈缝的保护工装 Download PDF

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Abstract

本发明涉及内腔带扰流柱结构的薄壁空心叶片尾劈缝的保护工装，采用Fe‑Mn‑Si系形状记忆合金制作。在其插入叶片尾劈缝一端设有与叶片内腔扰流柱结构相嵌的半圆形凹槽，其外露部分设有凹槽与绳索或皮筋配合防止使用过程工装脱落，其外露部分设有两个圆孔与销钉等相配合便于取出。工装表面经过渗碳处理，在其表面形成耐磨层以提高其使用寿命。本发明的制备工艺简单易行，可有效降低薄壁叶片运输、加工过程中磕碰伤及打磨修整造成的排气边变形及涂层制备过程中造成的尾劈缝漏渗，以提高铸件尾缘尺寸精度，进而大幅提高产品合格率，减少经济损失，可满足大规模生产需求，同时该工装可重复使用，形状记忆效应避免了铸件尺寸波动对工装精度的影响，可降低成本。

Description

内腔带扰流柱结构的薄壁空心叶片尾劈缝的保护工装
技术领域
本发明属于熔模精密铸造高温合金技术领域，具体涉及一种内腔带扰流柱结构的薄壁空心叶片的尾缘排气边保护工装，可防止空心叶片在运输、打磨修整及机械加工过程中因外力作用导致的排气边变形及涂层制备过程中的涂层通过叶片尾劈缝漏渗至内腔。
背景技术
涡轮叶片作为航空发动机的重要部件，长期服役在高温、高压的严苛工作环境下，其可靠性对于航空发动机的稳定性与服役寿命至关重要。为提高发动机工作效率，需相应提升涡轮进口温度，因此高性能航空发动机均采用铸造高温合金空心涡轮叶片，在其内腔中通入冷却气流实现对叶身降温。为了最大程度上优化冷却空气利用率，通常在叶片尾缘内腔设计扰流柱结构以强化换热。
为追求优良的气动性能，典型航空发动机叶片尾缘排气边厚度通常较薄(0.5mm～1mm)，而直升机用小尺寸涡轴发动机叶片的排气边厚度甚至可达0.4mm。铸造叶片的壁厚尺寸存在一定程度的波动，在对尾缘尺寸打磨修整过程中因外力作用而导致尾劈缝闭合的情况时有发生。此外，叶片在各工序流转过程中及机加过程中亦存在磕碰伤风险，造成局部缝宽较小或完全闭合。当叶片尾劈缝尺寸超差时，内腔冷却空气无法有效流经尾劈缝进入内流道，导致叶身局部超温，增加了烧蚀及断裂的风险。因此，叶片排气边的尺寸精度对于涡轮叶片的可靠性至关重要，进而关乎航空发动机的安全性与可靠性。叶片类零件研制生产单位亟需空心薄壁叶片排气边保护工装，确保叶片在打磨、运输、机加过程中尾缘尺寸精度，避免因排气边变形导致的叶片报废。此外，在采用EB-PVD或APS等方法制备涂层的过程中，如不采用特定的保护工装易导致涂层渗入尾劈缝内腔中，将严重影响服役状态下尾劈缝冷却空气的流量，进而可能导致叶片局部超温。
发明内容
本发明的目的在于针对铸造高温合金空心薄壁叶片尾缘排气边制定变形防护措施，避免因外力作用导致的排气边变形、磕伤及裂纹等情况发生，进而保证叶片尾缘排气边尺寸精度，为高品质航空发动机涡轮叶片提供一种简单易行且可重复使用的变形保护工装。
为实现上述目的，本发明的技术解决方案是：
内腔带扰流柱结构的薄壁空心叶片尾劈缝的保护工装，保护工装插入薄壁空心叶片内腔的一端设有齿状结构，齿状结构与薄壁空心叶片最外排扰流柱结构及尺寸相对应，齿状结构齿底1为跑道形，齿顶2设有平直段；保护工装外露一端棱边设有多个凹槽结构3；保护工装外露一端靠近叶片叶尖及叶根的两侧位置各设有圆孔4。
优选地，工装整体厚度与薄壁空心叶片尾劈缝宽度相同，保护工装插入薄壁空心叶片扰流柱之间的齿尖区域小于尾劈缝宽度。
优选地，保护工装的齿状结构的齿间距与薄壁空心叶片最外排相邻扰流柱的圆心间距相同。
优选地，保护工装的齿底半圆弧直径大于等于薄壁空心叶片最外排扰流柱直径。
优选地，当保护工装处于完全插入状态时，保护工装外露一端棱边的多个凹槽处于薄壁空心叶片排气边棱边以外。
优选地，当保护工装处于完全插入状态时，圆孔4完全处于薄壁空心叶片排气边棱边以外。
优选地，保护工装制作材料为Fe-Mn-Si系形状记忆合金，保护工装表面进行渗碳处理。
优选地，保护工装整体为薄片状结构。
本发明的有益效果是：
目前国内航空发动机涡轮叶片在生产、加工及运输过程中未对排气边进行有效防护，而该位置极易在外力作用下变形，影响涡轮叶片服役的可靠性与安全性。本发明通过设计排气边防变形保护工装，可提高涡轮叶片尾缘尺寸精度，同时避免了外力造成的磕碰伤及难以察觉的微裂纹等情况发生。由于尾劈缝宽度较窄，故选取固定厚度的板材，仅需在二维方向加工成型。为适配叶片三维复合弯扭的型腔结构，将特种工艺切割成型的薄片放入叶片样件内腔对工装进行初始校型，解决了弯扭薄片成型问题。另一方面，形状记忆合金的记忆效应可使工装经简单热处理即恢复形状，可满足批量化生产的需求。综上，本发明所设计的排气边保护工装易加工成型，便于反复使用，且成本较低，可大规模推广应用，为高性能航空发动机的涡轮叶片排气边保护提供了技术基础。
附图说明
构成本发明的附图用来提供对本发明的进一步理解、示意性实施例及其说明，但不构成本发明的不当限定。在附图中：
图1内腔带扰流柱结构空心涡轮叶片尾缘保护工装示意图
图2内腔带扰流柱结构空心涡轮叶片尾缘排气边视图
图3内腔带扰流柱结构空心涡轮叶片尾缘沿叶型中心线剖切视图B-B
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚，以下结合实施例对本发明作进一步详细说明，应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
一种内腔带扰流柱结构的薄壁空心叶片尾劈缝保护工装，整体结构为薄片状，在其插入叶片内腔与最外排扰流柱配合一端为齿状结构，齿底为跑道形、齿顶具有平直段，工装外露一端设计有凹槽及圆孔，其零件二维设计方案见附图1，设计依据见附图2及图3尺寸如下：
工装厚度s＝叶片排气边尾劈缝宽度t的下公差；
相邻齿间距H＝最外排相邻扰流柱中心距离D；
齿底宽度h≥最外排扰流柱直径d；
齿顶宽度P≤相邻齿间距H-齿根宽度h；
为了便于工装插入防止翘边变形，将工装插入状态下嵌于扰流柱之间的齿形位置打磨减薄厚度，为保证齿顶刚度打磨后齿顶厚度不低于0.2mm，齿底厚度与工装主体厚度相同，齿面厚度由齿顶至齿底光滑过渡；为便于工装在打磨、转运过程中固定，在其外露一端棱边设有多个凹槽结构，在使用过程中配合绳索或皮套捆绑于叶身防止脱落；为便于工装拔出，在其外露一端靠近叶片叶尖及叶根的两侧设有圆孔，圆孔位置及孔径应满足当工装处于完全插入状态时(齿底与扰流柱贴合)，圆孔完全处于叶片排气边棱边以外，在使用过程中配合圆棒完成拉拔；为配合复合弯扭的叶身型面，同时防止外力作用下的工装变形，其制作材料选择Fe-Mn-Si系形状记忆合金，首次使用时插入尾缘尺寸合格的叶片标准样件进行高温随炉热处理，使工装形成的初始形状与叶片内腔理论型面相配合，当外力作用导致工装变形时进行，在真空热处理炉内进行热处理以使其恢复初始形状。可在工装表面进行渗碳处理，以改善其耐磨性能；
实施例：
根据图2及图3的零件三维数模及相关数据文件梳理尾缘形状及尺寸(包括但不限于排气边尾劈缝宽度t＝0.50mm，最外排相邻扰流柱中心距离D＝4.0mm，最外排扰流柱直径d＝2.0mm)，所设计的保护工装模型见图1(工装厚度s＝0.45mm，相邻齿间距H＝4.0mm，齿底宽度h＝2.2mm，齿顶宽度P＝1.6mm)，工装处于完全嵌入状态下位于叶片弦长以外部分的宽度约为8mm，在外露部分侧面棱线上设计用于捆绑固定的微槽，槽深3mm且转接处倒圆角，在工装外露部分靠近叶尖及叶根两端开孔，孔径3mm。
选取厚度为0.45mm的Fe-Mn-Si系形状记忆合金薄板(合金名义成分Fe-15Mn-5Si-9Cr-3Ni)，采用激光切割按所设计的路径完成加工(注：当采用电火花线切割时可将薄板层叠排列加工以提高效率)，在平板工作台上对齿形区域的厚度进行一定程度打磨以便于插入，其后通过锉刀对加工路径残留的飞边毛刺修整并轻微倒角。
对某铸造批次的叶片采用三坐标检测其尾缘外形轮廓度(三坐标精度0.001mm)，采用超声测量仪测量其尾缘排气边壁厚(壁厚测量仪精度0.01mm)，并结合针规测量相邻扰流柱间通道的尾劈缝宽度(针规精度0.01mm)，选取尾缘尺寸合格的叶片作为标准样件。将排气边保护工装插入叶片尾劈缝内，在真空炉进行预变形热处理，控制等温温度800℃，等温时间30min，其后随炉冷却，或空冷至室温后在200℃回火30min。应注意热处理温度不宜过高，否则叶片样件可能在高温下变形，无法有效对保护工装校型。将保护工装从叶片尾劈缝取出时应在圆孔插入圆棒均匀用力，避免硬拉造成弯折变形，其后用砂纸对保护工装表面进行轻微打磨抛光处理。
该工装可在叶片打磨抛修、转运及机加过程中使用，将工装插入尾劈缝内部，采用弹力绳套住叶身并卡入工装侧面凹槽内，如需取出可采用圆棒插入两端圆孔拔出，如遇插拔困难的情况可在工装表面及尾劈缝内壁涂抹润滑液，避免工装锯齿结构划伤叶片内壁。当打磨、磕碰操作造成保护工装变形时，可将工装在真空炉内加热至650℃，等温时间10min后，通入高纯氩气强冷至室温，冷却压力2Bar，工装恢复至原始形状。采用千分尺测量保护工装厚度，当该值大于尾劈缝最小宽度时，可继续使用；当该值小于尾劈缝最小宽度时，应予报废处理。将该工装用于内腔涂层漏渗防护时，完成随叶片零件的涂层制备后取出的工装外露部分表面亦存在热障涂层，应将工装置于KOH等碱性溶液中脱除涂层。

Claims (7)

1.内腔带扰流柱结构的薄壁空心叶片尾劈缝的保护工装，特征在于：保护工装插入薄壁空心叶片内腔的一端设有齿状结构，齿状结构与薄壁空心叶片最外排扰流柱结构及尺寸相对应，齿状结构齿底(1)为跑道形，齿顶(2)设有平直段；保护工装外露一端棱边设有多个凹槽结构(3)；保护工装外露一端靠近叶片叶尖及叶根的两侧位置各设有圆孔(4)；保护工装制作材料为Fe-Mn-Si系形状记忆合金，保护工装表面进行渗碳处理。
2.如权利要求1所述的保护工装，其特征在于：工装整体厚度与薄壁空心叶片尾劈缝宽度相同，保护工装插入薄壁空心叶片扰流柱之间的齿尖区域小于尾劈缝宽度。
3.如权利要求1所述的保护工装，其特征在于：保护工装的齿状结构的齿间距与薄壁空心叶片最外排相邻扰流柱的圆心间距相同。
4.如权利要求1所述的保护工装，其特征在于：保护工装的齿底半圆弧直径大于等于薄壁空心叶片最外排扰流柱直径。
5.如权利要求1所述的保护工装，其特征在于：当保护工装处于完全插入状态时，保护工装外露一端棱边的多个凹槽处于薄壁空心叶片排气边棱边以外。
6.如权利要求1所述的保护工装，其特征在于：当保护工装处于完全插入状态时，圆孔(4)完全处于薄壁空心叶片排气边棱边以外。
7.如权利要求1所述的保护工装，其特征在于：保护工装整体为薄片状结构。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112661521B (zh) * 2020-12-22 2022-05-10 西安鑫垚陶瓷复合材料有限公司 一种陶瓷基复合材料零件沉积校型工装及方法
CN113929467B (zh) * 2021-10-14 2023-02-14 西安鑫垚陶瓷复合材料有限公司 带有微小扰流柱降温缝隙的SiC/SiC陶瓷复合叶身构件制备方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB729665A (en) * 1952-09-12 1955-05-11 Napier & Son Ltd Hollow blades for turbines and axial flow compressors
CN1676884A (zh) * 2004-03-16 2005-10-05 通用电气公司 涡轮发动机组件用耐侵蚀和磨损的保护结构
RU2010145250A (ru) * 2010-11-09 2012-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" (RU) Охлаждаемая лопатка
CN206307466U (zh) * 2016-11-18 2017-07-07 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种冲压空气涡轮防碰伤保护套
CN109533639A (zh) * 2018-12-04 2019-03-29 泉州宝顿机械技术开发有限公司 一种新型化工料桶
CN109736899A (zh) * 2019-01-13 2019-05-10 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构
CN110963183A (zh) * 2019-11-29 2020-04-07 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种机匣环块类零件防护方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7510375B2 (en) * 2005-01-04 2009-03-31 United Technologies Corporation Method of coating and a shield for a component

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB729665A (en) * 1952-09-12 1955-05-11 Napier & Son Ltd Hollow blades for turbines and axial flow compressors
CN1676884A (zh) * 2004-03-16 2005-10-05 通用电气公司 涡轮发动机组件用耐侵蚀和磨损的保护结构
RU2010145250A (ru) * 2010-11-09 2012-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" (RU) Охлаждаемая лопатка
CN206307466U (zh) * 2016-11-18 2017-07-07 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种冲压空气涡轮防碰伤保护套
CN109533639A (zh) * 2018-12-04 2019-03-29 泉州宝顿机械技术开发有限公司 一种新型化工料桶
CN109736899A (zh) * 2019-01-13 2019-05-10 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构
CN110963183A (zh) * 2019-11-29 2020-04-07 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种机匣环块类零件防护方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
涡轮叶片尾缘劈缝气膜冷却特性实验研究;魏建生 等;《工程热物理学报》;20160930;第1988-1993页 *

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